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JPS6039866B2 - 分割フアン型ガスタービンエンジン - Google Patents

分割フアン型ガスタービンエンジン

Info

Publication number
JPS6039866B2
JPS6039866B2 JP51069397A JP6939776A JPS6039866B2 JP S6039866 B2 JPS6039866 B2 JP S6039866B2 JP 51069397 A JP51069397 A JP 51069397A JP 6939776 A JP6939776 A JP 6939776A JP S6039866 B2 JPS6039866 B2 JP S6039866B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fan
engine
compressor
pressure turbine
bypass duct
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
JP51069397A
Other languages
English (en)
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JPS521223A (en
Inventor
ジヨン・ロバート・シモンズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS521223A publication Critical patent/JPS521223A/ja
Publication of JPS6039866B2 publication Critical patent/JPS6039866B2/ja
Expired legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンェンジンに関し、特にガスタービ
ンェンジンのファン部の新規な構造に関する。
高能率の複合用途航空機を開発するため、超音速におい
てターボジェットまたは低バイパス比ターボファンの高
推力特性を有し、そして亜音速において高バイパス比タ
ーボファンの低推力、低騒音、低燃料消費量特性を示す
ように形態をとり樽るガスタービンェンジンを開発する
ことに従来多大の関Ｄが払われてきた。
このようなエンジンは一般に可変サイクルエンジンと呼
ばれる。従来可変サイクルエンジンについて様々な設計
秦が提案されており、それらには混流ガスタービンェン
ジンの様々な改良が含まれる。
すなわち、転向弁を用いてバイパスダクト流とコア排気
流とを選択的に混合または分離することによってガスタ
ービンェンジン混流または分流ターボファンとして運転
することによりガスタービンェンジンのバイパス比を変
えることが提案されている。また、ファンを２つの部分
に分割し、各部分を個別の同Ｄバイパスダクトと蓬通さ
せることによってガスタービンェンジンの流れの調整能
力を高めることも提案されている。上述のような従釆の
可変サイクルエンジンのすべてに関連する一つの問題は
、低推力飛行時に所望の高いバイパス比を得るためにフ
ァン系にかける高負荷の問題である。
ファン流量を増すに十分な回転ェネルギを供給するため
、従来のほとんどのターボファンエンジンは比較的高い
温度で作動するガス発生機の高圧タービンの下流に設け
た多段低圧タービンを利用する。従って、本発明の目的
は、推力バイパス比の広い範囲にわたって作動可能であ
り、しかも低圧タービン寸法が比較的小さくそして作動
温度が比較的低い改良ガスタービンェンジンを提供する
ことである。
本発明の他の目的は、ガス発生機の高圧タービンとガス
発生機の下流に設けた低圧タービンとがファン負荷を分
坦するガスタービンェンジンを提供することである。
本発明の上記および他の目的は次のような実施例におい
て達成される。
すなわち、本発明の実施例において、ガスタービンェン
ジンの多段ファン部の後段の１段以上（ファン後部）が
ガス発生機の高圧タービンによって回転し、そしてファ
ン段の残部（ファン前部）がガス発生機下流の低圧夕−
ピンによって回転すると共に、ファン前部で圧縮された
流れをファン後部と該ファン後部周囲のバイパスダクト
とに選択的に分配すると共に、ファン後部で圧縮された
流れを圧縮機と該圧縮機周囲のバイパスダクトとに選択
的に分配する転向弁装置を設ける。この構成により、低
圧および高圧タービンがファン負荷を分坦し、その結果
、利用可能な全タービン能力を一層効率良く利用し得る
と共に、低圧タービン負荷を減らし得る。さらに、ファ
ン後部を高圧タービンロータに直結するとにより、ファ
ン後部を比較的高い回転速度で駆動し得るので、ファン
後部の前後間の圧力上昇は増大する。低圧タービンの負
荷の減少は、低圧タービンに要求されるェネルギ抽出能
力を減らし、従って本発明のガスタービンェンジンのタ
ービンの冷却条件を緩和する。また、低圧タービンの負
荷の減少により、本発明のガスタービンェンジンは、フ
ァン部が低圧タービン系にだけ連結される先行技術のガ
スタ−ビンヱンジンのバイパス比より高いバイパス比を
所与の低圧タービンェネルギ抽出能力に対してもたらす
ことができる。本発明は分割ファン可変サイクルエンジ
ンの流れの可変性をかなり高める。
ファン後部は、高圧タービンによって駆動されるので、
低圧タービンによって駆動されるファン前部より高いか
または低い回転速度で回転可能であり、これによってエ
ンジン空気流をバイパスダクトとガス発生機に分配する
融通性を高めそしてファン後部の前後間の圧力上昇を増
減することが可能である。近接結合ファン混流エンジン
において、低推力飛行中にファン前部過剰流を抽出する
ため、低圧タービンに駆動されるファン前段の高圧ター
ビンに駆動されるファン後段の間にファン段間柚気手段
を設けることも望ましい。
また、本発明を下流転向弁または可変面積混合装置と組
合わせて利用してもよい。これらの装置を本発明と共に
利用した可変サイクルガスタービンェンジンは高度の流
れ調整を有し、エンジン推力設定値とバイパス比の広い
範囲にわたって効率よく運転され得る。次に本発明の添
付の図面によって説明する。
図面はガスタービンェンジン１０示し、このエンジンは
外側ケーシングまたはナセル１２を有する。ナセル１２
の上流端は入口１４を形成し、この入口は所定の設計空
気流量をエンジン１０１こ取入れるような寸法を有する
。入口１４内には総括的に１６で示すファンが設けられ
、入口１４に入った空気流を受け入れて圧縮する。ファ
ン１６はファン前部１８とそれから軸方向に隔たるファ
ン後部２０を有し、両ファン部間には軸方向空間２２が
存する。ファン前部１８は複数の動翼２４，２５を有し
、これらの勤翼は可変入口案内翼２６および可変静翼２
８と交互に配設される。
同様に、ファン後部２０はロータ３０を有し、このロー
タはファン後部可変静翼３２，３３の翼列間に存する。
ファン１６の下流には総括的に３４で示すガス発生機が
設けられ、ロータ３８を備えた圧縮機３６を有する。環
状流路４０を通って圧縮機３６に流入した圧縮空気は、
圧縮された後排出されて圧縮機４２に達し、そこで燃料
を燃焼させる。その結果高ェネルギ燃焼ガスが発生して
、高圧タービンロータ４４を駆動する。高圧タービンロ
ータ４４は、燃焼器４２から出た高圧ガス流から、ェネ
ルギを抽出し、そしてこのェネルギの一部を上流方向に
延在する駆動軸４８を介して圧縮機３６のロータ段３８
を駆動するための軸馬力に変換するよう働く。駆動軸４
８はロータ３８，４４に連続されてそれぞれと共に回動
し得る。高圧タービンロータ４４の下流には、ガス発生
機３４を出た高圧ガス流れを受入れる位置に低圧タービ
ン５０が存する。
低圧タービン５０は複数の勤翼を備えたロータ部５２を
有し、これらの勤翼は静翼５４と交互に配設される。低
圧タービン５０は高圧タービンを出た高圧ガスから受取
ったヱネルギを轍馬力に変換し、この軸馬力を上流方向
に延在する駆動軸５６を介してファン前部１８のロータ
２４，２５に伝える。本発明の一態様によれば、高圧タ
ービンロータ４４によって駆動される軸４８は、ファン
後部２０のロータまたはスプール３０に回転ェネルギを
供給するようガス発生機圧縮機ロータ３８の上流に延び
てロータ３０に連結されている。バイパスダクト８０内
の流れと、低圧タービン５０を出たガス発生機排気流と
を、低圧タービン５０の下流城において混合するため、
適当な混合装置７６を外側バイパス排気ノズル７７の上
流においてバイパスダクト８０の下流端に設ける。
マッハ数が高い時の推力をさらに増強するため、混合装
置７６の下流にアフタバーナ７８を設け得る。ガス発生
機３４とバイパスダクト８０からの混合流は、適当な可
変面積中細排気ノズル７７から排出されて、推進力を生
じる。環状ケーシング８２がエンジン外側ナセル１２と
エンジン内側ケーシング６８との間に設遣される。
この中間ケーシング８２の上流端８４はファン前部とフ
ァン後部の闇の鞠方向空間２２内に存在し、その下流端
はガス発生機３６の入口とほぼ同面において終っている
。総焔的に８６で示す環状転向弁が中間ケーシング８２
の下流端に固定され、バイパスダクト流を調整する手段
として役立つ。転向弁８６は環状のヒンジ止めフラップ
８８から成り、このフラップは中間ケーシング８２の下
流端に枢着されそして下流方向に向ってバイパスダクト
８０内に突出する。環状ヒンジ止めフラツプ８８を中間
ケーシング８２の下流端を中心として回動するため、適
当な作動手段、例えば、フラップ８８を駆動するように
それと係合する制御アーム９２を有する線形作動器９０
を設ける。転向弁８６は、図に示すようにフラツプ８８
の下流端がエンジン外側ケーシング１２の内壁に当藤す
る全開位置（第１位置）と、図に仮想線で示すようにフ
ラップ８８の下流端がエンジン内側ケーシング６８の外
壁に当接する全閉位置（第２位置）および両位直間のす
べての位置に移動し得る。全開位置では、図に示すよう
に、転向弁８６はファン後部２０の上流の一点でバイパ
スダクト８０を閉ざすので、ファン前部１８から出た空
気流はすべてファン後部２０１こ向かう。その後、両フ
ァン部によって圧縮された空気はバイパスダクト８０と
ガス発生機３４に分かれる。図において仮想線で示した
全閉装置では、転向弁８６はファン後部２０からバイパ
スダクト８０に向かう流れを阻止するので、ファン前部
１８を出た流れはバイパスダクト８０とファン後部２０
１こ分配され、そしてファン後部２０から出た流れはす
べてガス発生機３４に向かう。この構造によりバイパス
ダクト流の圧力値を転向弁８６の回転位置の関数として
直接制御でき、これによって二重バイパスダクト構造を
用いること無く高度の流れ調整が得られる。転向弁８６
の使用と、ファン後部２０と高圧タービン４４の連結に
よるファン後部２０の回転速度の別個の制御との結果、
流れの調整能力が増大するので、図のガスターボフアン
ェンジンは全入口空気流を適合した設計流量値に保ちな
がら、エンジンバイパス比と推力値の広い範囲にわたっ
て作動し得る。従釆の混流エンジンは、低推力飛行中の
入口抗力がかなり高いので、推力可変範囲全域にわたっ
て効率良く作動するというわけにはいかなかった。
典型的な場合、ガスタービンェンジンの入口は、エンジ
ンの最大推力時に入口空気流量が最大となるような寸法
を有する。しかし、エンジン推力が最大推力値以下に低
下するにつれ、エンジンの所要空気流量は入口に供給さ
れる全空気流量よりかなり少なくなる。入口に供給され
るこの過剰空気流は入口あふれ抗力を発生させ、この効
力によって従来の混流エンジンに設計燃料消費量はかな
り増加した。本発明のよる流れの可変性は、エンジン入
口１４に入る空気流量を広いエンジン推力範囲にわたっ
て適合した設計レベルに保つことを可能にし、これによ
って、先行技術の渥流エンジンに伴う入口あふれ抗力を
無くそして燃料消費量の著しい増加を避ける。図の可変
サイクルエンジンは高度の流れ調整能力を有する。
すなわち、全エンジン入口流を適合した設計流量に保ち
ながらエンジンをバイパス比を広い範囲にわたって変え
得るように全入口空気流をバイパスダクト８０とガス発
生機３４とに様々な比率で分配することができる。さら
に詳述すれば、バイパスダクト８川こ向かう全入口空気
流の部分を増し、他方ガス発生機３４を通る空気流を減
らせば、エンジンバイパス比は高まる。またバイパスダ
クト８川こ入る入口空気流の部分を減らし、ガス発生機
３４に入る空気流を増せば、バイパス比は低下する。フ
ァン後部ロータ３０を高圧タービン４４によって駆動す
ることにより、ファン１６を駆動する仕事は高圧タービ
ン４４と低圧タービン５０とによって分坦される。
この構成はエンジンの低推力高バイパス比運転状態にお
いて特に有用である。このような状態では、全入口空気
流の比較的多量の部分をガス発生機３４の周囲のバイパ
スダクト８０にバイパスすることによってバイパス比を
高める。これは一般に、ファン前部および後部の可変入
口案内翼と可変静翼および転向弁をそれらを透過する流
量を最大にするように調整することと、ガス発生機の速
度と可変入口翼７９をガス発生機に入る流量を最小にす
るように調整することによつ達成される。
この状態では、ファン前部１８とファン後部２０１こお
ける圧力の上昇には、両ファン部に回転ェネルギを供給
する両タービンから比較的多量のェネルギを取出すこと
を必要とする。しかし、低推力高バイアス比運転状態で
はガス発生機内の流れはかなり少量になるので、ガス発
生機の圧縮機３６の駆動に要するェネルギは、高推力運
転状態においてそれに要するェネルギより少ない。従っ
てその場合高圧タービンは余分なェネルギ抽出能力を有
する。この余剰高圧タービン能力がファン後部２０の駆
動に利用され、これにより低圧タービン５２にかかる負
荷が減少する。その結果、低圧タービン５２に要求され
るェネルギ抽出能力が少なくなるので、低圧タービンは
比較的低い圧力比で作動得る。従って低圧タービンの所
要仕事の減少および（または）低圧タービンの段数を少
なくすることが可能になり、その結果コストと重量と冷
却流量を減らし得る。すなわち、図示の低圧タービンロ
ータ５２は３段から成るが、用途によってロータ５２を
一段にすることも可能である。本発明のエンジンはまた
分割ファン形状の先行技術ガスタービンェンジンより高
い流れ可変性を有する。
ファン後部は、高圧タービンに直結されるので、低圧タ
ービンに連結されるファン部の回転速度と異なる高い回
転速度で回転可能であり、これは、転向弁と共に、入口
空気流バイパスタクトとガス発生機に分配する融通性を
高めそしてファン後部の前後間の圧力上昇を高めること
を可能にする。エンジンの高推力低バイパス比運転状態
では、ファン前部および後部の可変入口案内翼と可変静
翼および転向弁は、バイパスダクトに入る流れを減らし
そしてガス発生機３４に入る流れを増すように調節され
る。
このような飛行状態では、高圧タービンの所要ェネルギ
抽出量は増加するが、それは高圧タービンの全ェネルギ
抽出能力を超過しない。この理由の一部は、ファン後部
２０からガス発生機３４に向かう予圧空気流の増加と、
この運転状態における高圧タービンの比較的高い回転速
度の結果生ずるファン後部前後間の圧力上昇の増大であ
る。図に示した実施例に対して、本発明の範囲を逸脱す
ることなく多様な変更を施すことが可能である。
単一バイパス式の実施例を示したが、ファン段の数およ
びそれらと運適するバイパスダクトの数を増すことによ
って流れの可変性を高め得る。また、流れの調整能力を
高めるため、例示した排気ノズル機構以外の排気ノズル
機構を利用しうる。例えば可変面積混合装置７６の代わ
りに後端転向弁を用いてもよい。設計が簡単なように、
前述の実施例で用いた可変形状部分の数は、所望の流れ
の可変性を得るに要する最小限度に抑えてあるが、しか
し流れの調整能力をさらに高めるために他の可変状部分
を用いることも可能である。
すなわち、圧縮機と低圧タービンと高圧タービンにさら
に別の可変静翼または動翼を設けるか、または高圧ター
ビンと低圧タービンの間に可変ノズルダイアフラムを設
けることによって、流れの調整能力における可変性を一
層高めることも可能である。
【図面の簡単な説明】
図面は本発明による分割ファン混流ガスタービンェンジ
ンの断面図である。 １６・・・ファン、１８・・・ファン前部、２０・・・
ファン後部、２４，２５…ファン動翼、４４・・・高圧
タービンロータ、４８・・・駆動軸、５０・・・低圧タ
ービン、５６・・・駆動軸、７６・・・混合装置、７７
・・・排気ノズル、８０…バイパスダクト、８６…転向
弁。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 圧縮機、燃焼機、前記圧縮機に回転エネルギを供給
    する高圧タービンおよび低圧タービンが連続流関係で配
    置され、且つエンジン内側ケーシングと該エンジン内側
    ケーシングより隔たつてそれらの間にバイパスダクトを
    画定するエンジン外側ケーシングとによつて囲まれてお
    り、前記外側ケーシングが前記内側ケーシングの上流側
    に延びてエンジン入口を画定すると共に内側ケーシング
    の下流側に延びてエンジン排気部分を画定するようにな
    つているガスタービンエンジンにおいて、エンジン内側
    ケーシングの上流側の入口に配置されて、低圧タービン
    からの回転エネルギを受けるフアン前部と、該フアン前
    部と圧縮機の間に配置されて、高圧タービンからの回転
    エネルギを受けとるフアン後部と、外側ケーシングより
    半径方向内側に隔たつてフアン後部を囲むバイパスダク
    トを画定する中間ケーシングと、該中間ケーシングの後
    端に固定されて、フアン前部で圧縮された流れをフアン
    後部と該フアン後部周囲のバイパスダクトとに選択に分
    配すると共に、フアン後部で圧縮された流れを圧縮機と
    該圧縮機周囲のバイパスダクトとに選択的に分配する転
    向弁装置を設けたガスタービンエンジン。 ２ 前記転向弁装置が第１位置と第２位置の間で可動で
    あつて、第１位置では、フアン前部を出る全ガス流がフ
    アン後部に導かれると共に、フアン後部を出るガス流が
    圧縮機と該圧縮機の周囲のバイパスダクトに分配され、
    第２位置ではフアン前部を出るガス流がフアン後部とフ
    アン後部周囲のバイパスダクトとに分けられると共に、
    フアン後部を出る全ガス流が圧縮機に導かれるようにな
    つている特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエン
    ジン。 ３ 前記転向弁装置が、中間ケーシングの下流端に回動
    自在に枢着されたフラツプと、中間ケーシングの後端の
    ところでフラツプを回動させる線形作動機とからなる特
    許請求の範囲第１項に記載のガスタービンエンジン。
JP51069397A 1975-06-16 1976-06-15 分割フアン型ガスタービンエンジン Expired JPS6039866B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/587,135 US4010608A (en) 1975-06-16 1975-06-16 Split fan work gas turbine engine
US587135 1975-06-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS521223A JPS521223A (en) 1977-01-07
JPS6039866B2 true JPS6039866B2 (ja) 1985-09-07

Family

ID=24348504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP51069397A Expired JPS6039866B2 (ja) 1975-06-16 1976-06-15 分割フアン型ガスタービンエンジン

Country Status (8)

Country Link
US (1) US4010608A (ja)
JP (1) JPS6039866B2 (ja)
BE (1) BE843002A (ja)
CA (1) CA1052106A (ja)
DE (1) DE2626405A1 (ja)
FR (1) FR2315007A1 (ja)
GB (1) GB1546722A (ja)
IT (1) IT1062407B (ja)

Families Citing this family (86)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4175640A (en) * 1975-03-31 1979-11-27 Boeing Commercial Airplane Company Vortex generators for internal mixing in a turbofan engine
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
US4143575A (en) * 1976-10-01 1979-03-13 Oliver Richard C Electronic sound generating system for a stringed musical instrument
US4142365A (en) * 1976-11-01 1979-03-06 General Electric Company Hybrid mixer for a high bypass ratio gas turbofan engine
US4298089A (en) * 1976-12-23 1981-11-03 The Boeing Company Vortex generators for internal mixing in a turbofan engine
US4222233A (en) * 1977-08-02 1980-09-16 General Electric Company Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
JPS5488627A (en) * 1977-12-25 1979-07-13 Hideji Tsukigata Method of preventing water leakage and icicle generation at railway tunnel
US4791783A (en) * 1981-11-27 1988-12-20 General Electric Company Convertible aircraft engine
JPS59211723A (ja) * 1983-05-17 1984-11-30 Setsuo Yamamoto ガスタ−ビンエンジン
US5003766A (en) * 1984-10-10 1991-04-02 Paul Marius A Gas turbine engine
US4813229A (en) * 1985-03-04 1989-03-21 General Electric Company Method for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas
DE3606286A1 (de) * 1985-03-04 1986-09-04 General Electric Co., Schenectady, N.Y. Verfahren und einrichtung zum steuern des kuehlmittelstroemungsflusses in einer nachbrennerauskleidung
US4958489A (en) * 1985-03-04 1990-09-25 General Electric Company Means for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas turbine engine
US4961312A (en) * 1985-03-04 1990-10-09 General Electric Company Method for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas turbine engine
GB2246171B (en) * 1986-06-21 1992-04-08 British Aerospace Improvements in or related to gas turbine engines
US4916896A (en) * 1988-11-02 1990-04-17 Paul Marius A Multiple propulsion with quatro vectorial direction system
FR2649445B1 (fr) * 1989-07-05 1991-10-04 Snecma Dispositif de decharge pour moteur de turbine a gaz a double flux
US5680754A (en) * 1990-02-12 1997-10-28 General Electric Company Compressor splitter for use with a forward variable area bypass injector
US5694768A (en) * 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
US5155993A (en) * 1990-04-09 1992-10-20 General Electric Company Apparatus for compressor air extraction
US5231825A (en) * 1990-04-09 1993-08-03 General Electric Company Method for compressor air extraction
US5184461A (en) * 1990-05-11 1993-02-09 General Electric Company Method and apparatus for automatic bypass operation
US5305599A (en) * 1991-04-10 1994-04-26 General Electric Company Pressure-ratio control of gas turbine engine
US5287697A (en) * 1992-01-02 1994-02-22 General Electric Company Variable area bypass injector seal
JPH0735920Y2 (ja) * 1992-04-17 1995-08-16 旭電化工業株式会社 セグメントコーナー部の止水構造
US5406787A (en) * 1993-08-20 1995-04-18 Lockheed Corporation Lockeed Fort Worth Company After-burning turbo-jet engine with a fixed geometry exhaust nozzle
US5623823A (en) * 1995-12-06 1997-04-29 United Technologies Corporation Variable cycle engine with enhanced stability
GB2308866B (en) * 1996-01-04 1999-09-08 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with secondary duct
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US5867980A (en) * 1996-12-17 1999-02-09 General Electric Company Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner
GB2354041B (en) * 2000-07-04 2003-11-19 Adrian Alexander Hubbard Variable mode jet engine-compact
US6684626B1 (en) 2002-07-30 2004-02-03 General Electric Company Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines
US6711887B2 (en) 2002-08-19 2004-03-30 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines
US6763653B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US6763652B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines
US6763654B2 (en) 2002-09-30 2004-07-20 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans
US7320285B1 (en) * 2005-03-31 2008-01-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Safe and arm device and method of using the same
US6948306B1 (en) * 2002-12-24 2005-09-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Apparatus and method of using supersonic combustion heater for hypersonic materials and propulsion testing
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
US8672614B1 (en) * 2004-07-09 2014-03-18 Loren Cook Company Exhaust fan systems
US7185484B2 (en) * 2004-08-11 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
WO2006113877A2 (en) 2005-04-20 2006-10-26 Lugg Richard H Hybrid jet/electric vtol aircraft
US20070000232A1 (en) * 2005-06-29 2007-01-04 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating same
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine assembly and methods of assembling same
US20080175703A1 (en) * 2007-01-09 2008-07-24 Sonic Blue Aerospace Electric turbine bypass fan and compressor for hybrid propulsion
WO2008063153A2 (en) * 2006-10-12 2008-05-29 United Technologies Corporation Managing low pressure turbine maximum speed in a turbofan engine
GB2443194B (en) * 2006-10-24 2008-09-10 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
US7765789B2 (en) * 2006-12-15 2010-08-03 General Electric Company Apparatus and method for assembling gas turbine engines
US9359960B2 (en) * 2007-06-28 2016-06-07 United Technologies Corporation Gas turbines with multiple gas flow paths
US8104265B2 (en) * 2007-06-28 2012-01-31 United Technologies Corporation Gas turbines with multiple gas flow paths
US8161728B2 (en) * 2007-06-28 2012-04-24 United Technologies Corp. Gas turbines with multiple gas flow paths
US20100303604A1 (en) * 2009-05-27 2010-12-02 Dresser-Rand Company System and method to reduce acoustic signature using profiled stage design
US8689538B2 (en) * 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US20110167831A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive core engine
US8622687B2 (en) * 2009-09-25 2014-01-07 General Electric Company Method of operating adaptive core engines
US9353684B2 (en) * 2009-12-11 2016-05-31 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft engine airflow modulation apparatus and method for engine bay cooling and cycle flow matching
EP2553251B1 (en) 2010-03-26 2018-11-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Adaptive fan system for a variable cycle turbofan engine
US10041442B2 (en) * 2010-06-11 2018-08-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle
US8961114B2 (en) 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
US9261019B2 (en) * 2010-12-30 2016-02-16 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Variable cycle gas turbine engine
US9057328B2 (en) * 2011-11-01 2015-06-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooling turbine section
US9140214B2 (en) * 2012-02-28 2015-09-22 United Technologies Corporation Method of using an afterburner to reduce high velocity jet engine noise
US9157366B2 (en) * 2012-05-30 2015-10-13 United Technologies Corporation Adaptive fan with cold turbine
US9341075B2 (en) * 2012-06-25 2016-05-17 United Technologies Corporation Pre-turbine engine case variable area mixing plane
US11585293B2 (en) * 2012-10-01 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Low weight large fan gas turbine engine
US9523329B2 (en) * 2013-03-15 2016-12-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stream diverter
US10400710B2 (en) * 2013-05-07 2019-09-03 General Electric Company Secondary nozzle for jet engine
US9920710B2 (en) 2013-05-07 2018-03-20 General Electric Company Multi-nozzle flow diverter for jet engine
US10309318B2 (en) * 2014-12-02 2019-06-04 United Technologies Corporation Turbomachine flow diverting device and method
US10190506B2 (en) * 2014-12-02 2019-01-29 United Technologies Corporation Turbomachine bypass flow diverting assembly and method
US9333603B1 (en) 2015-01-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Method of assembling gas turbine engine section
US10378477B2 (en) * 2015-04-30 2019-08-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Nozzle for jet engines
US11408343B1 (en) * 2021-05-06 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Turboshaft engine with axial compressor
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
CN114278617B (zh) * 2021-11-30 2023-04-14 清华大学 一种压缩装置及其流道系统
US11834995B2 (en) 2022-03-29 2023-12-05 General Electric Company Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines
US12071896B2 (en) 2022-03-29 2024-08-27 General Electric Company Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines
US12065989B2 (en) 2022-04-11 2024-08-20 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US11834954B2 (en) 2022-04-11 2023-12-05 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US11834992B2 (en) 2022-04-27 2023-12-05 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine
US12060829B2 (en) 2022-04-27 2024-08-13 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine
US11680530B1 (en) 2022-04-27 2023-06-20 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine
CN114623019B (zh) * 2022-05-16 2022-07-19 西安星云航空科技有限公司 一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机
US12031504B2 (en) 2022-08-02 2024-07-09 General Electric Company Gas turbine engine with third stream

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3296800A (en) * 1967-01-10 Gas turbine power plant
US2831627A (en) * 1954-01-15 1958-04-22 Westinghouse Electric Corp Axial flow compressor apparatus
US3514952A (en) * 1964-07-01 1970-06-02 Us Air Force Variable bypass turbofan engine
GB1069033A (en) * 1965-01-30 1967-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines
GB1135129A (en) * 1967-09-15 1968-11-27 Rolls Royce Gas turbine engine
US3688504A (en) * 1970-11-27 1972-09-05 Gen Electric Bypass valve control
DE2060509A1 (de) * 1970-12-09 1972-08-24 Motoren Turbinen Union Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft
GB1436796A (en) * 1972-08-22 1976-05-26 Mtu Muenchen Gmbh Gas turbine ducted fan engines of multi-shaft and multi-flow construction

Also Published As

Publication number Publication date
IT1062407B (it) 1984-10-10
JPS521223A (en) 1977-01-07
GB1546722A (en) 1979-05-31
US4010608A (en) 1977-03-08
CA1052106A (en) 1979-04-10
DE2626405C2 (ja) 1990-08-23
FR2315007A1 (fr) 1977-01-14
FR2315007B1 (ja) 1980-08-29
BE843002A (fr) 1976-10-18
DE2626405A1 (de) 1976-12-30

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